高超声速飞行器前缘钝度对边界层转捩影响机理

高超声速飞行器边界层转捩对飞行器气动力/热产生重要影响，导致摩擦阻力和热流数倍的升高，因而高超声速飞行器气动力和气动防热的精确设计需要准确的边界层转捩位置预测。高超声速飞行器前缘钝度对边界层转捩有很大影响：对于圆锥边界层，前缘钝度对边界层转捩的影响存在转捩反向（transition reversal）的现象，即前缘半径小于临界半径时，转捩位置随前缘半径增大而后移，前缘半径大于临界半径时，转捩位置随前缘半径增大而前移；对于楔面边界层，前缘对边界层转捩的影响表现为随着前缘半径的增大边界层转捩位置后移，这一现象对于新一代面对称尖化前缘吸气式高超声速飞行器设计尤为重要。采用理论分析、直接数值模拟和地面风洞试验相结合的研究手段，针对小钝锥外形和小钝楔外形高超声速飞行器边界层转捩现象开展基础研究，探讨前缘钝度对这两类外形边界层转捩影响机理，为新一代尖化前缘高超声速飞行器设计提供理论基础。

本项目紧密围绕新一代尖化前缘高超声速飞行器发展的热点基础问题——尖化前缘半径引起的高超声速飞行器转捩基础问题，采用稳定性理论、地面风洞试验和数值模拟相结合的手段，研究了高超声速圆锥边界层和楔面边界层转捩影响的现象、特征及其机理。稳定性理论分析方面，讨论了半楔角、前缘半径、来流马赫数和壁面温度等因素对高超声速二维楔面边界层稳定性的影响，结果表明：随着半楔角的增大，扰动波最大增长率呈现先增大后减小的变化趋势；随着来流马赫数的增大，扰动波最不稳定频率一致降低；随着前缘半径的增大和壁温的升高，扰动波向稳定方向发展。风洞试验方面，利用FD-20风洞，试验测量了来流马赫数Ma=6、单位雷诺数Re/m=1.0E7条件下，不同前缘半径对应的圆锥壁面和楔型壁面热流数据，通过平均热流分布特性，研究了不同前缘半径对应的圆锥边界层和楔面边界层转捩规律，发现：圆锥边界层转捩特性随前缘钝化半径变化存在反转现象；而对于楔面边界层而言，前缘钝化则一直表现出抑制转捩作用。数值模拟方面，分析了圆锥边界层和楔面边界层失稳、转捩特性，给出了楔面边界层的线性失稳、非线性失稳过程和转捩过程，探究了圆锥边界层转捩过程的主控流动结构。